RU2018129316A - Усовершенствованная конструкция входного устройства - Google Patents
Усовершенствованная конструкция входного устройства Download PDFInfo
- Publication number
- RU2018129316A RU2018129316A RU2018129316A RU2018129316A RU2018129316A RU 2018129316 A RU2018129316 A RU 2018129316A RU 2018129316 A RU2018129316 A RU 2018129316A RU 2018129316 A RU2018129316 A RU 2018129316A RU 2018129316 A RU2018129316 A RU 2018129316A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input device
- cylindrical part
- hood
- edge
- inner cylindrical
- Prior art date
Links
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims 13
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims 5
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims 4
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims 4
- 238000000034 method Methods 0.000 claims 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/047—Heating to prevent icing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
- B64D15/06—Liquid application
- B64D15/08—Liquid application exuded from surface
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/20—Means for detecting icing or initiating de-icing
- B64D15/22—Automatic initiation by icing detector
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
- B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)
Claims (71)
1. Входное устройство (300b) для турбовентиляторного двигателя (302), содержащее:
внутреннюю цилиндрическую часть (402, 502) и внешнюю цилиндрическую часть (404, 504), выполненные с возможностью образования капота (306) входного устройства; при этом
внутренняя цилиндрическая часть (402, 502) включает в себя акустическую панель (406, 506); а
капот (306) входного устройства включает в себя:
обшивку (410, 510) входной кромки, расположенную на переднем конце (412, 512) капота (306) входного устройства;
перегородку (414, 514), расположенную между внутренней цилиндрической частью (402, 502) и внешней цилиндрической частью (404, 504); и
пористую панель (430), объединенную с обшивкой (410, 510) входной кромки; причем текучая среда (718) для защиты от обледенения, проходящая от пористой панели (430) на акустическую панель (406, 506), уменьшает или предотвращает образование (720) льда на акустической панели (406, 506).
2. Входное устройство по п. 1, в котором акустическая панель (406, 506) проходит вперед относительно перегородки (414, 514) таким образом, что касательная (576) к аэродинамической линии (578) акустической панели (406, 506) на самой передней части кромки (416, 524) акустической панели (406, 506) проходит под углом (582) не менее 10 градусов относительно направления (584), параллельного продольной оси (312) турбовентиляторного двигателя (302).
3. Входное устройство (300b) по п. 2, в котором самая передняя часть кромки (416, 524) акустической панели (406, 506) размещена (L2) вдоль обшивки (410, 510) входной кромки на расстоянии в диапазоне 0-18 дюймов (0-46 см) от самой передней точки (418, 522) на капоте (306) входного устройства.
4. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором:
внешняя цилиндрическая часть имеет длину (L3), проходящую назад относительно места (440) сопряжения между внутренней цилиндрической частью (402, 502) и корпусом (454) вентилятора, соединенным с внутренней цилиндрической частью (402, 502), что вызывает перемещение аэродинамического перехода (420b) назад относительно места (440) сопряжения.
5. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором перегородка (414) является единственной перегородкой (414), соединяющей внешнюю цилиндрическую часть (404, 504) и внутреннюю цилиндрическую часть (402, 502).
6. Входное устройство (300b) по п. 1, также содержащее капот (304) вентилятора, соединенный с капотом (306) входного устройства, причем:
капот (306) входного устройства включает в себя аэродинамический переход (420b, 524b) в месте, расположенном между обшивкой (410, 510) входной кромки и капотом (304) вентилятора; а
перегородка (414, 514) расположена между внутренней цилиндрической частью (402, 502) и внешней цилиндрической частью (404, 504) в месте, расположенном впереди относительно аэродинамического перехода (420b, 524b).
7. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором:
угол (550) аэродинамической линии (570) на передней по потоку кромке (Е) внешней цилиндрической части (404) составляет не менее 25 градусов от направления (546), параллельного продольной оси (312) турбовентиляторного двигателя (302),
причем передняя по потоку кромка (Е) находится в месте (428) сопряжения с обшивкой (410, 510) входной кромки.
8. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором:
акустическая панель (406, 506) включает в себя выступ (442), выполненный за одно целое с акустической панелью (406, 506) и внутренней цилиндрической частью (402, 502),
причем выступ (442) выполнен с возможностью обеспечения прикрепления внутренней цилиндрической части (402, 502) к корпусу (454) вентилятора.
9. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором акустическая панель (406, 506) проходит назад за самую переднюю часть кромки (928) корпуса (454) вентилятора, соединенного с входным устройством (300b).
10. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором внешняя поверхность (424) сопряжения между перегородкой (414) и внешней цилиндрической частью (404, 504) находится сзади относительно внутренней поверхности (426) сопряжения между перегородкой (414) и внутренней цилиндрической частью (402, 502).
11. Входное устройство (300b) по п. 10, в котором перегородка (414) включает в себя изгиб (452) в направлении внешней поверхности (424) сопряжения, с тем чтобы увеличить жесткость перегородки (414) и обеспечить дополнительную опору для внешней цилиндрической части (404).
12. Узел (350), содержащий турбовентиляторный двигатель (302) и входное устройство (300b) по п. 1, в котором турбовентиляторный двигатель (302) представляет собой редукторный турбовентиляторный двигатель (302), содержащий редуктор (920) или трансмиссию (918), расположенный или расположенную между валом (914) низкого давления и вентилятором (310).
13. Узел (350), содержащий турбовентиляторный двигатель (302) и входное устройство (300b) по п. 1, в котором степень двухконтурности турбовентиляторного двигателя (302) находится в диапазоне от 9:1 до 15:1.
14. Узел (350), содержащий турбовентиляторный двигатель (302), включающий в себя вентилятор (310) и входное устройство (300b) по одному из пп. 1-13, причем:
вентилятор (310) содержит лопасти (370) вентилятора, имеющие переднюю кромку (802),
вентилятор (310) имеет средний диаметр D, измеряемый от законцовки Т1 до законцовки Т2 лопастей (370) вентилятора на передней кромке (802),
капот (306) входного устройства имеет длину L1, изменяющуюся вокруг периферии (Circ) турбовентиляторного двигателя (302),
L1 задана как перпендикулярное расстояние от самой передней точки (418, 522) на обшивке (410, 510) входной кромки до плоскости (С), включающей в себя переднюю кромку (802) лопастей (370) вентилятора,
среднее значение длин L1 определено как L1avg, и
L1avg/D находится в диапазоне 0,2-0,4.
15. Входное устройство (300b) для турбовентиляторного двигателя (302), содержащее:
внутреннюю цилиндрическую часть (402, 502) и внешнюю цилиндрическую часть (404, 504), выполненные с возможностью образования капота (306) входного устройства; при этом
внутренняя цилиндрическая часть (402, 502) включает в себя акустическую панель (406, 506); а
капот (306) входного устройства включает в себя:
обшивку (410, 510) входной кромки, расположенную на переднем конце (412, 512) капота (306) входного устройства;
одну перегородку (414), расположенную между внутренней цилиндрической частью (402, 502) и внешней цилиндрической частью (404, 504), причем
перегородка (414) является единственной перегородкой (414), соединяющей внешнюю цилиндрическую часть (404, 504) и внутреннюю цилиндрическую часть (402, 502).
16. Входное устройство (300b) по п. 15, в котором указанная одна перегородка (414) состоит по существу из композиционного материала (470).
17. Входное устройство (300b) по п. 15, в котором указанная одна перегородка (414) не включает в себя теплоизоляцию от противообледенительной системы (250) с использованием воздуха (252), отбираемого от двигателя.
18. Узел (350), содержащий турбовентиляторный двигатель (302), включающий в себя вентилятор (310) и входное устройство (300b) по п. 15, причем:
вентилятор (310) (306) содержит лопасти (370) вентилятора, имеющие переднюю кромку (802),
вентилятор (310) имеет средний диаметр D, измеряемый от законцовки Т1 до законцовки Т2 лопастей (370) вентилятора на передней кромке (802),
капот (306) входного устройства имеет длину L1, изменяющуюся вокруг периферии (Circ) турбовентиляторного двигателя (302),
L1 задана между самой передней точкой (418, 522) на обшивке (410, 510) входной кромки и плоскостью (С), задаваемой передней кромкой (802) лопастей (370) вентилятора,
среднее значение длин L1 определено как L1avg, и
L1avg/D находится в диапазоне 0,2-0,4.
19. Входное устройство (300b) для турбовентиляторного двигателя (302), содержащее:
внутреннюю цилиндрическую часть (402, 502) и внешнюю цилиндрическую часть (404, 504), выполненные с возможностью образования капота (306) входного устройства; при этом
внутренняя цилиндрическая часть (402, 502) включает в себя акустическую панель (406, 506); а
капот (306) входного устройства включает в себя:
обшивку (410, 510) входной кромки, расположенную на переднем конце (412, 512) капота (306) входного устройства;
перегородку (414, 514), расположенную между внутренней цилиндрической частью (402, 502) и внешней цилиндрической частью (404, 504); и
при этом внешняя цилиндрическая часть имеет длину (L3), проходящую назад относительно места (440) сопряжения между внутренней цилиндрической частью (402, 502) и корпусом (454) вентилятора, соединенным с внутренней цилиндрической частью (402, 502), что вызывает перемещение аэродинамического перехода (420b) назад относительно места (440) сопряжения.
20. Способ эксплуатации турбовентиляторного двигателя (302), включающий:
- получение турбовентиляторного двигателя (302), расположенного в гондоле (300), содержащей внутреннюю цилиндрическую часть (402, 502) и внешнюю цилиндрическую часть (404, 504), выполненные с возможностью образования капота (306) входного устройства, причем:
внутренняя цилиндрическая часть (402, 502) включает в себя акустическую панель (406, 506), а
капот (306) входного устройства включает в себя:
обшивку (410, 510) входной кромки, расположенную на переднем конце (412, 512) капота (306) входного устройства,
перегородку (414, 514), расположенную между внутренней цилиндрической частью (402, 502) и внешней цилиндрической частью (404, 504; и
- эксплуатацию системы (706) защиты от обледенения на основе текучей среды, содержащей пористую панель (430), объединенную с обшивкой (410, 510) входной кромки; причем текучая среда (718) для защиты от обледенения, проходящая от пористой панели (430) на акустическую панель (406, 506), уменьшает или предотвращает образование (720) льда на акустической панели (406, 506); и
- эксплуатацию турбовентиляторного двигателя (302) с уменьшенным расходом топлива по сравнению с турбовентиляторным двигателем (302), расположенным в гондоле (300) без системы (706, 706b) защиты от обледенения на основе текучей среды.
21. Способ по п. 20, согласно которому:
турбовентиляторный двигатель (302) содержит вентилятор (310), включающий в себя лопасти (370) вентилятора, имеющие переднюю кромку (802), и вентилятор (310) имеет средний диаметр D, измеряемый от законцовки Т1 до законцовки Т2 лопастей (370) вентилятора на передней кромке (802),
капот (306) входного устройства имеет длину L1, изменяющуюся вокруг периферии (Circ) турбовентиляторного двигателя (302),
L1 определена между самой передней точкой (418, 522) на обшивке (410, 510) входной кромки и плоскостью (С), задаваемой передней кромкой (802) лопастей (370) вентилятора,
среднее значение длин L1 определено как L1avg, и
L1avg/D находится в диапазоне 0,2-0,4,
при этом способ также включает эксплуатацию турбовентиляторного двигателя (302) с уменьшенным расходом топлива по сравнению с двигателем (60), причем L1avg/D больше 0,4.
Applications Claiming Priority (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US201762562232P | 2017-09-22 | 2017-09-22 | |
US62/562,232 | 2017-09-22 | ||
US15/880,496 US11125157B2 (en) | 2017-09-22 | 2018-01-25 | Advanced inlet design |
US15/880,496 | 2018-01-25 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2018129316A3 RU2018129316A3 (ru) | 2020-02-10 |
RU2018129316A true RU2018129316A (ru) | 2020-02-10 |
RU2727820C2 RU2727820C2 (ru) | 2020-07-24 |
Family
ID=63667833
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018129316A RU2727820C2 (ru) | 2017-09-22 | 2018-08-10 | Усовершенствованная конструкция входного устройства |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US11125157B2 (ru) |
EP (2) | EP3459855B1 (ru) |
JP (1) | JP7223536B2 (ru) |
CN (1) | CN109533355B (ru) |
BR (1) | BR102018069077B1 (ru) |
CA (2) | CA3217063A1 (ru) |
ES (1) | ES2848750T3 (ru) |
RU (1) | RU2727820C2 (ru) |
Families Citing this family (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3060650B1 (fr) * | 2016-12-20 | 2019-05-31 | Airbus Operations | Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef |
US11125157B2 (en) | 2017-09-22 | 2021-09-21 | The Boeing Company | Advanced inlet design |
US10507548B2 (en) | 2017-09-29 | 2019-12-17 | The Boeing Company | Method for additive manufacturing nacelle inlet lipskins |
GB201810885D0 (en) | 2018-07-03 | 2018-08-15 | Rolls Royce Plc | High efficiency gas turbine engine |
US10589869B2 (en) * | 2018-07-25 | 2020-03-17 | General Electric Company | Nacelle inlet lip fuse structure |
FR3085303B1 (fr) * | 2018-09-05 | 2020-11-20 | Airbus Operations Sas | Panneau insonorisant avec une ame alveolaire et un systeme de degivrage |
FR3095419B1 (fr) * | 2019-04-26 | 2021-10-01 | Safran Nacelles | Entrée d’air de nacelle à panneau acoustique |
FR3095417B1 (fr) * | 2019-04-26 | 2021-09-24 | Safran Nacelles | Entrée d’air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d’air |
FR3095418B1 (fr) * | 2019-04-26 | 2021-09-24 | Safran Nacelles | Entrée d’air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d’air |
CN112193420A (zh) * | 2020-08-31 | 2021-01-08 | 中电科芜湖通用航空产业技术研究院有限公司 | 微孔渗液结构、飞机防冰系统及飞机 |
RU2748665C1 (ru) * | 2020-09-28 | 2021-05-28 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет" | Способ удаления обледенения на аэродинамических поверхностях |
BR102022003769A2 (pt) * | 2021-05-04 | 2022-11-16 | The Boeing Company | Estrutura de entrada de nacele de um conjunto de motor |
US11591096B1 (en) * | 2021-08-06 | 2023-02-28 | Raytheon Technologies Corporation | Artificial ice for an aircraft component |
FR3129662A1 (fr) * | 2021-11-29 | 2023-06-02 | Airbus Operations (S.A.S.) | Ensemble de propulsion d’aéronef comprenant au moins un dispositif de nettoyage d’une entrée d’air d’une nacelle par pulvérisation d’un liquide de nettoyage |
US20230167774A1 (en) * | 2021-12-01 | 2023-06-01 | Rohr, Inc. | Attachment ring insulator systems, methods, and assemblies |
CN114162336B (zh) * | 2021-12-14 | 2024-01-05 | 北京机电工程研究所 | 一种飞行器雷达隐身进气道及其制备方法 |
CN114166460B (zh) * | 2022-02-11 | 2022-04-19 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 飞行器进气道试验装置、系统和热气防冰试验判稳方法 |
CN114576009A (zh) * | 2022-03-16 | 2022-06-03 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机进口处吸波导流体 |
CN114771871B (zh) * | 2022-06-14 | 2022-10-04 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种进气道结冰传感器调试方法、传感器及控制系统 |
US20240018881A1 (en) * | 2022-07-15 | 2024-01-18 | The Boeing Company | Nacelle inlet assembly that promotes laminar flow |
US20240017839A1 (en) * | 2022-07-15 | 2024-01-18 | The Boeing Company | Aircraft fluid ice protection system |
US20240018883A1 (en) * | 2022-07-15 | 2024-01-18 | The Boeing Company | Nacelle inlet assembly with composite lipskin |
US20240017845A1 (en) * | 2022-07-15 | 2024-01-18 | The Boeing Company | Nacelle inlet assembly with acoustic panel |
Family Cites Families (158)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB673987A (en) * | 1949-08-23 | 1952-06-18 | Bristol Aeroplane Co Ltd | Improvements in or relating to air intakes, more particularly for aeroplanes |
US4265955A (en) | 1978-05-01 | 1981-05-05 | The Boeing Company | Honeycomb core with internal septum and method of making same |
US4235303A (en) | 1978-11-20 | 1980-11-25 | The Boeing Company | Combination bulk absorber-honeycomb acoustic panels |
GB2112339B (en) | 1981-11-13 | 1985-07-03 | T K S | Porous panel |
GB2130158A (en) | 1982-11-15 | 1984-05-31 | Fiber Materials | Deicing aircraft surfaces |
AU581684B2 (en) | 1984-10-08 | 1989-03-02 | Short Brothers Plc | Duct for hot air |
US5088277A (en) | 1988-10-03 | 1992-02-18 | General Electric Company | Aircraft engine inlet cowl anti-icing system |
US5313202A (en) | 1991-01-04 | 1994-05-17 | Massachusetts Institute Of Technology | Method of and apparatus for detection of ice accretion |
US5838239A (en) | 1992-10-20 | 1998-11-17 | Robotic Vision Systems, Inc. | System for detecting ice or snow on surface which specularly reflects light |
US5589822A (en) | 1992-10-20 | 1996-12-31 | Robotic Vision Systems, Inc. | System for detecting ice or snow on surface which specularly reflects light |
US5921501A (en) | 1993-07-14 | 1999-07-13 | Northrop Grumman Corporation | Aircraft ice detecting system |
US5523959A (en) | 1994-04-25 | 1996-06-04 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Ice detector and deicing fluid effectiveness monitoring system |
US6052056A (en) | 1996-04-26 | 2000-04-18 | Icg Technologies, Llc | Substance detection system and method |
US5760711A (en) | 1996-04-26 | 1998-06-02 | Icg Technologies, Llc | Icing detection system |
US6173807B1 (en) | 1998-04-13 | 2001-01-16 | The Boeing Company | Engine nacelle acoustic panel with integral wedge fairings and an integral forward ring |
US6010095A (en) | 1997-08-20 | 2000-01-04 | New Avionics Corporation | Icing detector for aircraft |
DE19750198C2 (de) | 1997-11-13 | 1999-10-21 | Karlsruhe Forschzent | Enteisung von Flugzeugen mit Mikrowellen |
US6286370B1 (en) | 1999-02-03 | 2001-09-11 | Naveen Neil Sinha | Method using ultrasound for detecting materials on metal surfaces |
US6178740B1 (en) | 1999-02-25 | 2001-01-30 | The Boeing Company | Turbo fan engine nacelle exhaust system with concave primary nozzle plug |
US6688558B2 (en) | 1999-11-23 | 2004-02-10 | The Boeing Company | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection |
US6371411B1 (en) | 1999-11-23 | 2002-04-16 | The Boeing Company | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection |
DE10016259C2 (de) | 2000-04-03 | 2002-06-20 | Karlsruhe Forschzent | Kompakte millimeterwellentechnische Einrichtung zum Enteisen und/oder Vorbeugeneiner Vereisung |
FR2820715B1 (fr) * | 2001-02-15 | 2003-05-30 | Eads Airbus Sa | Procede de degivrage d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre |
US6819265B2 (en) | 2002-08-22 | 2004-11-16 | Rosemount Aerospace Inc. | Advanced warning ice detection system for aircraft |
US7105105B2 (en) | 2002-10-28 | 2006-09-12 | Battelle Memorial Institute | Deicing/anti-icing fluids |
US7588212B2 (en) | 2003-07-08 | 2009-09-15 | Rohr Inc. | Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip |
US6920958B2 (en) * | 2003-10-17 | 2005-07-26 | The Boeing Company | Annular acoustic panel |
US7377109B2 (en) | 2004-04-09 | 2008-05-27 | The Boeing Company | Apparatus and method for reduction of jet noise from turbofan engines having separate bypass and core flows |
US7784739B2 (en) | 2004-05-26 | 2010-08-31 | The Boeing Company | Detection system and method for ice and other debris |
US7714448B2 (en) | 2004-11-16 | 2010-05-11 | Rohm Co., Ltd. | Semiconductor device and method for manufacturing semiconductor device |
RU2411161C2 (ru) | 2005-06-22 | 2011-02-10 | Эрбюс Франс | Система защиты от обледенения и борьбы с обледенением гондолы двигателя летательного аппарата, содержащая резистивный слой |
DE102005034729B3 (de) | 2005-07-21 | 2007-02-08 | Eads Deutschland Gmbh | Verfahren und Lidar-System zur Messung von Luftturbulenzen an Bord von Luftfahrzeugen sowie für Flughäfen und Windfarmen |
US7923668B2 (en) * | 2006-02-24 | 2011-04-12 | Rohr, Inc. | Acoustic nacelle inlet lip having composite construction and an integral electric ice protection heater disposed therein |
US7503425B2 (en) | 2006-10-02 | 2009-03-17 | Spirit Aerosystems, Inc. | Integrated inlet attachment |
US7370525B1 (en) | 2006-10-31 | 2008-05-13 | Swan International Sensors Pty. Ltd. | Inflight ice detection system |
FR2908738B1 (fr) * | 2006-11-16 | 2009-12-04 | Airbus France | Bord d'attaque d'aeronef. |
FR2912781B1 (fr) * | 2007-02-20 | 2009-04-10 | Airbus France Sas | Revetement pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud |
US7439877B1 (en) | 2007-05-18 | 2008-10-21 | Philip Onni Jarvinen | Total impedance and complex dielectric property ice detection system |
FR2917067B1 (fr) * | 2007-06-08 | 2009-08-21 | Airbus France Sas | Revetement pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud |
US8027029B2 (en) | 2007-11-07 | 2011-09-27 | Magna Electronics Inc. | Object detection and tracking system |
FR2925463B1 (fr) * | 2007-12-21 | 2010-04-23 | Airbus France | Structure pour le traitement acoustique plus particulierement adaptee a une entree d'air d'une nacelle d'aeronef |
FR2925877B1 (fr) * | 2007-12-26 | 2009-12-04 | Aircelle Sa | Installation de systeme de guidage sur une nacelle d'aeronef. |
US7870929B2 (en) | 2008-04-29 | 2011-01-18 | The Boeing Company | Engine assembly, acoustical liner and associated method of fabrication |
EP2321510B1 (fr) | 2008-07-30 | 2013-07-03 | Aircelle | Structure d'entrée d'air de nacelle de turboréacteur à dégivrage pneumatique |
FR2936219B1 (fr) * | 2008-09-23 | 2010-09-17 | Airbus France | Structure de fuselage pour fixation combinee de matelas d'isolation et d'equipements, aeronef incorporant une telle structure. |
US8152461B2 (en) * | 2008-11-19 | 2012-04-10 | Mra Systems, Inc. | Integrated inlet design |
WO2010086560A2 (fr) * | 2009-02-02 | 2010-08-05 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise |
FR2943624B1 (fr) * | 2009-03-27 | 2011-04-15 | Airbus France | Nacelle d'aeronef comportant une paroi exterieure renforcee |
US8144325B2 (en) | 2009-07-23 | 2012-03-27 | Rosemount Aerospace, Inc. | In-flight multiple field of view detector for supercooled airborne water droplets |
US8325338B1 (en) | 2009-08-02 | 2012-12-04 | The Blue Sky Group | Detection of aircraft icing |
US9469408B1 (en) | 2009-09-03 | 2016-10-18 | The Boeing Company | Ice protection system and method |
EP2547987A4 (en) | 2010-03-14 | 2014-05-14 | Titan Logix Corp | SYSTEM AND METHOD FOR MEASURING AND DOSING A DEFROSTING LIQUID FROM A TANK WITH A REFRACTOMETER MODULE |
WO2012000384A1 (zh) | 2010-07-02 | 2012-01-05 | 中国商用飞机有限责任公司 | 图像结冰探测器及探测方法 |
US8517601B2 (en) | 2010-09-10 | 2013-08-27 | Ultra Electronics Limited | Ice detection system and method |
US8462354B2 (en) | 2010-10-12 | 2013-06-11 | Lumen International Inc. | Aircraft icing detector |
US8532961B2 (en) | 2010-10-29 | 2013-09-10 | The Boeing Company | Method and system to account for angle of attack effects in engine noise shielding tests |
US8439308B2 (en) | 2010-11-19 | 2013-05-14 | The Boeing Company | Spring loaded pressure relief door |
US8910482B2 (en) | 2011-02-02 | 2014-12-16 | The Boeing Company | Aircraft engine nozzle |
US8338785B2 (en) | 2011-04-29 | 2012-12-25 | Rosemount Aerospace Inc. | Apparatus and method for detecting aircraft icing conditions |
US9021813B2 (en) | 2011-07-18 | 2015-05-05 | The Boeing Company | Cable-actuated variable area fan nozzle with elastomeric seals |
US10040559B2 (en) | 2011-07-24 | 2018-08-07 | The Boeing Company | Reduced flow field velocity for a propulsor |
FR2980775B1 (fr) | 2011-10-03 | 2014-07-11 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comportant un panneau pour le traitement acoustique integrant des canaux d'air chaud et au moins une chambre de stabilisation |
US8651415B1 (en) | 2012-02-08 | 2014-02-18 | The Boeing Company | Engine cowl and inlet cover |
US9511873B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-12-06 | The Boeing Company | Noise-reducing engine nozzle system |
CN202624640U (zh) * | 2012-05-11 | 2012-12-26 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种进气道防冰腔结构 |
FR2990928B1 (fr) | 2012-05-24 | 2014-06-27 | Snecma | Nacelle de moteur a turbine a gaz |
US8757551B2 (en) | 2012-06-04 | 2014-06-24 | Zamir Margalit | Foreign object damage protection device and system for aircraft |
US9357110B2 (en) | 2012-08-27 | 2016-05-31 | Ojo Technology, Inc. | Track-mount wireless camera fixture |
US9168716B2 (en) | 2012-09-14 | 2015-10-27 | The Boeing Company | Metallic sandwich structure having small bend radius |
US9670875B2 (en) | 2012-10-31 | 2017-06-06 | The Boeing Company | Thrust reversers and methods to provide reverse thrust |
US9920653B2 (en) * | 2012-12-20 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
US9932933B2 (en) * | 2012-12-20 | 2018-04-03 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
FR3007738B1 (fr) * | 2013-06-28 | 2015-07-31 | Aircelle Sa | Dispositif de degivrage et de conditionnement pour aeronef |
US9145801B2 (en) | 2013-07-01 | 2015-09-29 | The Boeing Company | Systems and methods for acoustic resonance mitigation |
US8820477B1 (en) | 2013-07-29 | 2014-09-02 | The Boeing Company | Acoustic panel |
US10197010B2 (en) | 2013-08-12 | 2019-02-05 | The Boeing Company | Long-duct, mixed-flow nozzle system for a turbofan engine |
US9370827B2 (en) * | 2013-08-28 | 2016-06-21 | The Boeing Company | System and method for forming perforations in a barrel section |
US9764847B2 (en) | 2013-10-18 | 2017-09-19 | The Boeing Company | Anti-icing system for aircraft |
US9732700B2 (en) | 2013-10-24 | 2017-08-15 | The Boeing Company | Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection |
US9810147B2 (en) | 2013-10-31 | 2017-11-07 | The Boeing Company | Angled inlet system for a precooler |
US9663238B2 (en) | 2013-11-11 | 2017-05-30 | The Boeing Company | Nacelle inlet lip skin with pad-up defining a developable surface having parallel ruling lines |
EP2883688B1 (fr) | 2013-12-13 | 2021-09-22 | Safran Aero Boosters SA | Carter annulaire composite de compresseur de turbomachine et procédé d'obtention de celui-ci |
US9617918B2 (en) | 2014-01-13 | 2017-04-11 | The Boeing Company | Bracket for mounting/removal of actuators for active vibration control |
AT515297B1 (de) | 2014-01-22 | 2015-08-15 | Wintersteiger Ag | Vorrichtung zum Abscheiden eines körnigen Guts aus einem Förderluftstrom |
US10138811B2 (en) | 2014-03-13 | 2018-11-27 | The Boeing Company | Enhanced temperature control anti-ice nozzle |
US9664113B2 (en) | 2014-03-15 | 2017-05-30 | The Boeing Company | One piece inlet lip skin design |
US9546004B1 (en) | 2014-03-17 | 2017-01-17 | The Boeing Company | Water and ice detection and quantitative assessment system for ingression prone areas in an aircraft |
US9623977B2 (en) | 2014-03-20 | 2017-04-18 | The Boeing Company | Hybrid structure including built-up sandwich structure and monolithic SPF/DB structure |
US10029798B2 (en) | 2014-03-31 | 2018-07-24 | The Boeing Company | Structure and method for reducing air flow in a wall volume of an aircraft |
US9284726B2 (en) | 2014-04-04 | 2016-03-15 | The Boeing Company | Pyramid waffle core structure and method of fabrication |
US9938852B2 (en) | 2014-04-30 | 2018-04-10 | The Boeing Company | Noise attenuating lipskin assembly and methods of assembling the same |
US9708072B2 (en) * | 2014-04-30 | 2017-07-18 | The Boeing Company | Aircraft engine nacelle bulkheads and methods of assembling the same |
US9604438B2 (en) | 2014-04-30 | 2017-03-28 | The Boeing Company | Methods and apparatus for noise attenuation in an engine nacelle |
JP6765367B2 (ja) | 2014-05-30 | 2020-10-07 | コモンウェルス サイエンティフィック アンド インダストリアル リサーチ オーガニゼーション | 凍着低減ポリマー |
BR112016027902B1 (pt) | 2014-05-30 | 2021-10-19 | Commonwealth Scientifc And Industrial Research Organisation | Prepolímeros de poli-isocianato de silsesquioxanos oligoméricos poliédricos fluorados e de siloxano de fposs, polímero, formulação de polímero, revestimento, objeto, e, método para conferir propriedades redutoras de gelo a pelo menos uma porção de uma superfície externa de um objeto |
US9347321B2 (en) | 2014-08-01 | 2016-05-24 | The Boeing Company | Methods for optimized engine balancing based on flight data |
US9429680B2 (en) | 2014-08-07 | 2016-08-30 | The Boeing Company | Ice crystal icing engine event probability estimation apparatus, system, and method |
US9242735B1 (en) | 2014-08-28 | 2016-01-26 | The Boeing Company | Detecting inflight icing conditions on aircraft |
US10094332B2 (en) | 2014-09-03 | 2018-10-09 | The Boeing Company | Core cowl for a turbofan engine |
US9696238B2 (en) | 2014-09-16 | 2017-07-04 | The Boeing Company | Systems and methods for icing flight tests |
US9719466B2 (en) | 2014-09-17 | 2017-08-01 | The Boeing Company | System and method for improved thrust reverser with increased reverse thrust and reduced noise |
DK3209564T3 (da) | 2014-10-24 | 2019-07-22 | Vestergaard Company As | Fremgangsmåde til prøveudtagning af afisningsvæske og system til prøveudtagning af afisningsvæske |
US9725190B2 (en) | 2015-02-13 | 2017-08-08 | The Boeing Company | Aircraft engine inlet assembly apparatus |
US9640164B2 (en) | 2015-02-27 | 2017-05-02 | The Boeing Company | Sound attenuation using a cellular core |
CN107532514B (zh) * | 2015-03-10 | 2020-11-03 | Mra系统有限责任公司 | 用于涡轮发动机中的声衬 |
US10144522B2 (en) | 2015-04-16 | 2018-12-04 | The Boeing Company | Weeping ferrofluid anti-ice system |
US9874228B2 (en) * | 2015-05-15 | 2018-01-23 | Rohr, Inc. | Nacelle inlet with extended outer barrel |
US9908620B2 (en) * | 2015-05-15 | 2018-03-06 | Rohr, Inc. | Multi-zone active laminar flow control system for an aircraft propulsion system |
US20160341150A1 (en) | 2015-05-21 | 2016-11-24 | The Boeing Company | Thrust Reverser System and Method with Flow Separation-Inhibiting Blades |
US20160356180A1 (en) | 2015-06-03 | 2016-12-08 | The Boeing Company | Nacelle inlet having an angle or curved aft bulkhead |
US10041443B2 (en) | 2015-06-09 | 2018-08-07 | The Boeing Company | Thrust reverser apparatus and method |
US10486821B2 (en) | 2015-07-07 | 2019-11-26 | The Boeing Company | Jet engine anti-icing and noise-attenuating air inlets |
US9771868B2 (en) | 2015-07-21 | 2017-09-26 | The Boeing Company | Sound attenuation apparatus and method |
US10442523B2 (en) | 2015-08-25 | 2019-10-15 | The Boeing Company | Synergetic noise absorption and anti-icing for aircrafts |
US10364035B2 (en) | 2015-08-25 | 2019-07-30 | The Boeing Company | Synergetic noise absorption and anti-icing for aircrafts |
US10077740B2 (en) | 2015-10-16 | 2018-09-18 | The Boeing Company | Folding door thrust reversers for aircraft engines |
US10371095B2 (en) | 2015-10-30 | 2019-08-06 | The Boeing Company | Nacelle-integrated air-driven augmentor fan for increasing propulsor bypass ratio and efficiency |
US10737793B2 (en) | 2015-12-02 | 2020-08-11 | The Boeing Company | Aircraft ice detection systems and methods |
US10399687B2 (en) | 2015-12-03 | 2019-09-03 | The Boeing Company | Methods and apparatus to vary an air intake of aircraft engines |
US9914543B2 (en) | 2015-12-09 | 2018-03-13 | The Boeing Company | System and method for aircraft ice detection within a zone of non-detection |
US10160548B2 (en) | 2016-01-04 | 2018-12-25 | The Boeing Company | Apparatuses and methods for anti-icing of speed measurement probes |
US20170198658A1 (en) | 2016-01-11 | 2017-07-13 | The Boeing Company | Thrust reverser |
US10309341B2 (en) | 2016-01-15 | 2019-06-04 | The Boeing Company | Thrust reverser cascade systems and methods |
US10377498B2 (en) | 2016-01-21 | 2019-08-13 | The Boeing Company | Aircraft and associated method for providing electrical energy to an anti-icing system |
US10173780B2 (en) | 2016-01-26 | 2019-01-08 | The Boeing Company | Aircraft liquid heat exchanger anti-icing system |
US10167085B2 (en) * | 2016-01-27 | 2019-01-01 | General Electric Company | Nozzle and vane system for nacelle anti-icing |
US10184425B2 (en) | 2016-01-28 | 2019-01-22 | The Boeing Company | Fiber optic sensing for variable area fan nozzles |
US10160552B2 (en) * | 2016-02-12 | 2018-12-25 | Rohr, Inc. | Inlet assembly for a turbofan engine |
US10273883B2 (en) | 2016-02-26 | 2019-04-30 | The Boeing Company | Engine accessory drives systems and methods |
US10689122B2 (en) | 2016-03-29 | 2020-06-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Icing detection systems |
US10189572B2 (en) | 2016-05-02 | 2019-01-29 | The Boeing Company | Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft |
US9803586B1 (en) | 2016-05-31 | 2017-10-31 | The Boeing Company | Secondary systems and methods of control for variable area fan nozzles |
US9741331B1 (en) | 2016-06-01 | 2017-08-22 | The Boeing Company | Sound-attenuating composite structure |
US10113602B2 (en) | 2016-06-12 | 2018-10-30 | The Boeing Company | Load controlling bolted flange deformable spacers |
US20180009547A1 (en) | 2016-07-06 | 2018-01-11 | The Boeing Company | Laser Projected Engine Hazard Zone Systems And Methods |
US10443496B2 (en) | 2016-07-18 | 2019-10-15 | The Boeing Company | Acoustic paneling |
US10720135B2 (en) | 2016-07-18 | 2020-07-21 | The Boeing Company | Acoustic panels that include multi-layer facesheets |
US20180029719A1 (en) | 2016-07-28 | 2018-02-01 | The Boeing Company | Drag reducing liner assembly and methods of assembling the same |
KR102554183B1 (ko) | 2016-07-29 | 2023-07-10 | 가부시키가이샤 한도오따이 에네루기 켄큐쇼 | 박리 방법, 표시 장치, 표시 모듈, 및 전자 기기 |
US10794326B2 (en) | 2016-08-29 | 2020-10-06 | The Boeing Company | Blocker door assembly having a thermoplastic blocker door for use in a turbine engine |
US10737792B2 (en) | 2016-09-22 | 2020-08-11 | The Boeing Company | Turbofan engine fluid ice protection delivery system |
US10252808B2 (en) | 2016-09-22 | 2019-04-09 | The Boeing Company | Fluid ice protection system flow conductivity sensor |
US10589868B2 (en) | 2016-09-28 | 2020-03-17 | The Boeing Company | Nacelle cowl tangential restraint |
US9776731B1 (en) | 2016-09-29 | 2017-10-03 | The Boeing Company | Methods and apparatus for detecting aircraft surface deformations |
US10961950B2 (en) | 2016-11-03 | 2021-03-30 | The Boeing Company | Fan nacelle trailing edge |
US10479517B2 (en) | 2016-12-05 | 2019-11-19 | The Boeing Company | Composite fan cowl with a core having tailored thickness |
US20180162541A1 (en) | 2016-12-14 | 2018-06-14 | The Boeing Company | Variable incident nacelle apparatus and methods |
US10822995B2 (en) | 2017-01-17 | 2020-11-03 | The Boeing Company | Flexible band electrical component mounts and methods |
US10173248B2 (en) | 2017-03-17 | 2019-01-08 | The Boeing Company | Acoustic panel cleaning |
US10479520B2 (en) | 2017-05-25 | 2019-11-19 | The Boeing Company | Composite structure assembly having an interconnected layered core |
US10436112B2 (en) | 2017-06-26 | 2019-10-08 | The Boeing Company | Translating turning vanes for a nacelle inlet |
US20180371995A1 (en) | 2017-06-26 | 2018-12-27 | The Boeing Company | Rotating devices for mitigation of adverse flow conditions in an ultra-short nacelle inlet |
US10752439B2 (en) | 2017-07-10 | 2020-08-25 | Air-Flo Manufacturing Co., Inc. | Shield for three compartment rear load packer |
US10494116B2 (en) | 2017-07-27 | 2019-12-03 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Heat shield for signature suppression system |
US11111029B2 (en) | 2017-07-28 | 2021-09-07 | The Boeing Company | System and method for operating a boundary layer ingestion fan |
US11125157B2 (en) | 2017-09-22 | 2021-09-21 | The Boeing Company | Advanced inlet design |
US10940955B2 (en) | 2017-11-27 | 2021-03-09 | Rohr, Inc. | Acoustic panel with structural septum |
US11084600B2 (en) | 2018-10-03 | 2021-08-10 | Rohr, Inc. | Nacelle inlet with reinforcement structure |
-
2018
- 2018-01-25 US US15/880,496 patent/US11125157B2/en active Active
- 2018-08-10 RU RU2018129316A patent/RU2727820C2/ru active
- 2018-08-15 CA CA3217063A patent/CA3217063A1/en active Pending
- 2018-08-15 CA CA3014342A patent/CA3014342C/en active Active
- 2018-09-17 CN CN201811078898.9A patent/CN109533355B/zh active Active
- 2018-09-19 BR BR102018069077-9A patent/BR102018069077B1/pt active IP Right Grant
- 2018-09-20 EP EP18195816.6A patent/EP3459855B1/en active Active
- 2018-09-20 ES ES18195816T patent/ES2848750T3/es active Active
- 2018-09-20 EP EP20179810.5A patent/EP3757013B1/en active Active
- 2018-09-21 JP JP2018177173A patent/JP7223536B2/ja active Active
-
2021
- 2021-08-09 US US17/397,835 patent/US11982229B2/en active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN109533355B (zh) | 2023-07-14 |
CA3217063A1 (en) | 2019-03-22 |
US20210363921A1 (en) | 2021-11-25 |
EP3459855A1 (en) | 2019-03-27 |
JP7223536B2 (ja) | 2023-02-16 |
CA3014342A1 (en) | 2019-03-22 |
RU2018129316A3 (ru) | 2020-02-10 |
US20190093557A1 (en) | 2019-03-28 |
EP3757013B1 (en) | 2024-05-15 |
CA3014342C (en) | 2023-12-12 |
US11125157B2 (en) | 2021-09-21 |
EP3757013A1 (en) | 2020-12-30 |
JP2019074078A (ja) | 2019-05-16 |
CN109533355A (zh) | 2019-03-29 |
RU2727820C2 (ru) | 2020-07-24 |
ES2848750T3 (es) | 2021-08-11 |
EP3459855B1 (en) | 2020-11-04 |
BR102018069077B1 (pt) | 2023-10-24 |
US11982229B2 (en) | 2024-05-14 |
BR102018069077A2 (pt) | 2019-05-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2018129316A (ru) | Усовершенствованная конструкция входного устройства | |
US20100232932A1 (en) | Air inlet shroud structure | |
US8579584B2 (en) | Turbofan jet engine | |
US9644537B2 (en) | Free stream intake with particle separator for reverse core engine | |
BRPI0907478A2 (pt) | flap de admissão de mecanismo propulsor para aplicação à caixa de uma entrada de ar de um mecanismo propulsor de aeronave bem como mecanismo propulsor com flap de admissão de mecanismo propulsor e sistema de aeronave | |
CA2820122A1 (en) | An air intake system for an air vehicle | |
WO2009097668A3 (en) | Icing protection for aircraft air inlet scoops | |
US9051054B2 (en) | Nacelle for turbojet engine | |
US20100313545A1 (en) | Gas turbine engine nozzle configurations | |
WO2009024662A3 (fr) | Systeme de liaison entre une structure interne et une structure externe d'une nacelle de turboreacteur | |
US20090321585A1 (en) | Nacelle inlet lip | |
GB2494283A (en) | Method for mixing airflows in a turbojet engine and engine outlet for operation | |
US20090110537A1 (en) | Gas Turbine Engine Systems Involving Integrated Fluid Conduits | |
CN201739027U (zh) | 涡扇后置式发动机 | |
GB2369161A (en) | Spinner for a propeller | |
CN205078365U (zh) | 一种喷气式发动机 | |
RU183942U1 (ru) | Выхлопное устройство судового газотурбинного двигателя | |
RU21423U1 (ru) | Противообледенительная система газотурбинного двигателя | |
CN114233515B (zh) | 一种具有降噪功能的风扇发动机 | |
RU73958U1 (ru) | Устройство для охлаждения подшипников гтд | |
CN105240159B (zh) | 一种喷气式发动机 | |
JP5724391B2 (ja) | エンジン排気ノズル及び航空機エンジン | |
KR101530610B1 (ko) | 후향전곡깃 형태의 원심임펠러 | |
US9810145B1 (en) | Ducted impeller | |
RU2351786C1 (ru) | Воздухотурбинная установка для самолетов |